Паром ЗЛ и многоразовый ЛЧ

[Олигарх]

Паром ЗЛ и многоразовый ЛЧ

Эффективность регулярного изучения и использования Луны в большой степени зависит от эффективности/экономичности транспортной системы Земля-Луна.

Что касается пилотируемых полетов, то они должны быть быстрыми – по 3-4 суток от Земли до орбиты спутника Луны и обратно. Принципиально новых решений здесь, кажется, нет.
И по планам NASA, и по планам РККЭ для полетов человека предполагается использовать КК традиционного типа с традиционными ЖРД.

Другая ситуация с перевозкой грузов. Для многих из них приемлемы долгие сроки – недели или месяцы. В этом случае можно использовать ЭРД, ядерные или других типов.

Если для перевозки грузов с LEO (вариант: вытянутая орбита типа ГПО) на орбиту вокруг Луны будет использоваться эффективный многоразовый буксир на ЭРД –
Паром ЗЛ (Земля-Луна),
то это существенно скажется на стоимости изучения и использования Луны. Но на первом этапе сойдет и одноразовый буксир.

Ничего нового я не сказал, все это есть еще в книге Левантовского.

Но что из заделов советской космонавтики и новых проектов российской можно использовать для Парома Земля-Луна?

Очевидно, проекты перспективных, особенно многоразовых, межорбитальных буксиров.

1. Из книги Гудилина, глава про ЯРД:

... В 1978 г. была проведена проектная разработка ядерного межорбитального буксира, получившего индекс 17Ф11, в составе многоразовой космической системы "Энергия"-"Буран". Результаты проектных исследований вошли в состав технического проекта орбитального корабля "Буран".
     В 1982 г. во исполнение Постановления Правительства от 05.02.1981 г. НПО "Энергия" по ТЗ Министерства обороны разработало техническое предложение по ядерному межорбитальному буксиру 17Ф11 ("Геркулес") полезной электрической мощностью 550 кВт, выводимому на опорную орбиту высотой 200 км с помощью или орбитального корабля "Буран" или ракеты-носителя "Протон", в качестве универсального электротранспортного средства для решения целевых задач в околоземном пространстве.
Межорбитальный буксир имел полезную электрическую мощность ЯЭУ 550 кВт, удельный импульс ЭРДУ 3000 с, тягу ЭРДУ 2,6 кгс, ресурс ЯЭУ и ЭРДУ 16000 ч, ксенон в качестве рабочего тела ЭРДУ и массу (сухую) 15700 кг.
Был рассмотрен также двухцелевой вариант этой системы: доставка КА на энергоемкую орбиту при мощности 550 кВт и работа в режиме пониженной мощности на уровне 50-150 кВт в течении 3-5 лет.
...
... вследствие того, что в складывающейся в стране экономической обстановке вряд ли будет принято решение о разработке ЯЭУ, создание которой потребует нового капитального строительства производственно-испытательной базы с комплексом для ядерно-энергетических испытаний полномасштабной ЯЭУ, что потребности энергообеспечения аппаратуры большинства КА ближайшей перспективы вряд ли достигнут уровня 20-40 кВт, и что все транспортные задачи в околоземном космосе могут быть практически решены с использованием ЯЭРДУ электрической мощностью до 150 кВт.
     Поэтому в начале 90-х годов был выбран новый типоразмер ЯЭУ и, соответственно, ЭРДУ с электрической мощностью до 150 кВт в транспортном режиме и до 50 кВт в режиме длительного энергообеспечения аппаратуры КА.
     Этот выбор обосновывался тем, что ЯЭУ мощностью до 150 кВт может быть отработана на существующей стендово-испытательной базе РКК "Энергия", ФЭИ и других смежных организаций без нового капитального строительства (с заменой или модернизацией испытательного оборудования), что модульная концепция ЯЭУ и ЭРДУ позволяет уже в настоящее время проводить отработку практически всех узлов, агрегатов и модулей ЯЭУ без привязки к конкретному космическому объекту.
Кроме того, рассматриваемая ЯЭУ с соответствующей ЭРДУ может быть эффективно использована для доставки на геостационарную орбиту тяжёлых информационных спутников типа универсальной космической платформы (УКП) и последующего длительного (до 10 лет) энергообеспечения её аппаратуры мощностью 10...40 кВт; !!!!!  
... обеспечения грузопотоков Земля-Луна, а затем и Земля-Луна-Земля при создании лунной базы, лунного орбитального комплекса и на первом этапе промышленного освоения полезных ископаемых Луны и для создания системы предупреждения об астероидной опасности путём развертывания группировки КА на дальних подступах к Земле.

В 1994 г. было разработано техническое предложение по "Облику электроракетного транспортного аппарата (ЭРТА) для решения народнохозяйственных, научных и коммерческих задач с использованием отечественных и зарубежных ракет-носителей различного класса".
... ЭРТА имеет полезную мощность ЯЭУ 150 кВт в транспортном режиме и 10-40 кВт в режиме длительного энергообеспечения; ресурс до 1,5 лет в транспортном режиме и до 10 лет в режиме длительного энергообеспечения; удельный импульс ЭРДУ 3060-4080 с, суммарную тягу ЭРДУ 0,55 кгс, массу ЭРТА 10-12 т, в том числе массу ЯЭУ 5,0...5,5 т и сухую массу ЯЭРДУ 7...7,5 т.    

2. В НК, #4/2004 опубликована статья А. Гафарова "Ядерная энергия в космосе: состояние и перспективы", в которой, в частности:

Как следует из рис. 1, применение транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) на основе ЯЭУ с термоэмиссионным преобразователем мощностью 100 кВт и электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) совместно с ракетой-носителем «Протон-М» позволяет доставить на геостационарную орбиту за 3 месяца КА массой 7.5 т, за 6 месяцев – 10.5 т, за год – 14 т, и это по сравнению с КА массой 3 т в штатном варианте выведения.

3. Из основных задач ФКП на 2005 г. в области средств выведения КА:
Изготовление и наземная экспериментальная отработка ... узлов и агрегатов ....  многофункционального двигателя для транспортного модуля с солнечной тепловой двигательной установкой.      

Итак, я нашел J три проекта, на базе которых можно создать Паром Земля-Луна. Возможно, есть еще и другие.

Пусть основные характеристики Парома Земля-Луна таковы:

1.   Доставка стандартного контейнера массой 12 тонн с LEO (или вытянутой типа ГПО) на LLO за 4 месяца. Если контейнер-танкер, то он содержит 10 тонн топлива – полная заправка для многоразового одноступенчатого пилотируемого лендера ЛЧ (лунный челнок), сухой массы 3,5-4 тонны. Топливо – тоже, что у КК Союза. Впрочем, насчет топлива вопрос открытый.

2. Для многоразового Парома: возврат без груза с LLO на LEO (или типа ГПО) за 1 месяц (наверняка, с применением aerobraking. А эта возможность рассматривалась?).
Итого 2 рейса в год со стандартным конвейером. Время работы – минимум 5 года.

Предлагаю обсудить, насколько реально создание такого Парома с учетом всех факторов. И многоразового ЛЧ.

[Ну-и-ну]

Разнести "быстрые" и "медленные" грузы на Луну - очень здравая мысль. Такой подход позволяет при создании системы ЛОС+многоразовый лэндер обойтись серийными ракетами тяжелого класса.

Собственно, всё кроме людей - грузы "медленные".  Даже топливо на обратную дорогу.

Ляпота - прилетели космонавты на ЛОС, лэндер уже ждет. Проделали там регламенные работы, погрузились в лэндер, слетали на неделю на Луну, потом подцепили баки на обратную дорогу - и домой. Лэндер одноступенчатый, но со сбрасываемыми "в процессе" баками и (возможно) двумя движками - "туда" и "обратно". Функции ЛОС, кстати, очевидные и чисто утилитарные, ничего не надо высасывать из пальца.

При должном умении договариваться ЛОС (как услуга) или просто топливо/груз на LLO продается штатовцам.

Опять же, буксир можно использовать для буксировки спутников но ГСО. Глядишь - и Союз-2 с таким буксиром догонит Протон+Блок Д по ПН на ГСО.

Единственно, если буксир на ЭРД - придется ему приделать еще и  ЖРД. Для маневрирования/стыковки. А также для работы на LEO ниже 500км (или где там можно ЭРД включать?)


Ещё ИМХО. Если такого буксира (хоть с реактором, хоть с СБ) сделать не получится - нефиг России в штатовскую лунную афёру лезть (тем более соревноваться). И уж точно не надо городить Энергию или иной подобный агрегат "только для Луны". Нехай сами колбасятся.

[Вадим Семенов]

ЭРД в нынешнем виде для Луны плохо подходят -- у них слишком большой удельный импульс и как следствие слишком большое потребление энергии на единицу тяги. Их применение требует достаточно монструозных энергетических установок. На дельта-V для перелета к Луне большая масса энергетики не оправдывается высоким импульсом. Не говоря уж о совершенно ненужной сложности и дороговизне этих конструкций.

Впрочем, наверняка импульс ЭРД можно "испортить", сократив тем самым энергетические потребности. Но еще лучше для транспортировки "медленных" грузов использовать СЭДУ, которая как раз имеет подходящий промежуточный импульс, но при этом намного проще любых установок с ЭРД. Даже конвертор напряжения не требуется -- электроплитку можно без проблем спроектировать на любой ток и напряжение. К тому же СЭДУ сочетает в одном флаконе "электрический" высокоимпульсный  и химический двигатель с высокой тягой и позволяет использовать тот или иной режим (или гибридный режим) по необходимости.

СЭДУ настолько проста и дешева, что нет смысла заморачиваться с ее повторным использованием, можно просто бросить ее на орбите Луны, тем самым значительно упрощая эксплуатацию системы. Все равно поток "медленных" грузов идет от Земли к Луне и ничего не возвращается обратно. Ну разве только весьма скромные по массе результаты исследований, которые вполне можно вернуть вместе с космонавтами "быстрым" транспортом.

[unhappy]

Американцы такие тупые? Мы знаем про дешовые СЭДУ, а они нет?

[Вадим Семенов]

Не надо косить под Старого и повторять его любимый демагогический прием. Любая технология  до определенного момента не использовалась и всегда был первый кто начал ее использовать. Что касается американцев, то подобные идеи у них тоже бродили для создания разгонного блока. Правда, в несколько ином виде -- предполагалось использовать надувное зеркало-концентратор вместо солнечных батарей. Что имеет как определенные преимущества  (больший КПД и большая тяга с единицы площади) и определенные недостаттки (сложности с подводом этой энергии к водороду и необходимость постоянного поддержания весьма точной ориентации на Солнце). Лично мне подход центра Келдыша кажется более технологичным.

[X]

Не надо косить под Старого и повторять его любимый демагогический прием. Любая технология  до определенного момента не использовалась и всегда был первый кто начал ее использовать. Что касается американцев, то подобные идеи у них тоже бродили для создания разгонного блока. Правда, в несколько ином виде -- предполагалось использовать надувное зеркало-концентратор вместо солнечных батарей. Что имеет как определенные преимущества  (больший КПД и большая тяга с единицы площади) и определенные недостаттки (сложности с подводом этой энергии к водороду и необходимость постоянного поддержания весьма точной ориентации на Солнце). Лично мне подход центра Келдыша кажется более технологичным.

А. Гафаров пишет (см. выше), что применение транспортно-энергетического модуля (ТЭМ) на основе ЯЭУ с термоэмиссионным преобразователем мощностью 100 кВт и электроракетной двигательной установкой (ЭРДУ) совместно с ракетой-носителем "Протон-М" позволяет
доставить на геостационарную орбиту за 6 месяцев - 10.5 т по сравнению с КА массой 3 т в
штатном варианте выведения (очевидно, имеется в виду Бриз-М).

Кажется, из наших северных космодромов на ГСО доставляется меньше ПН с применением ЖРД,
чем на нижнюю круговую орбиту вокруг Луны! Верно?

Очевидно, это верно и с ЭРДУ.
Значит, Протон М и ТЭМ, о котором говорит Гафаров, сможет доставить на орбиту вокруг Луны 12 тонн?
Это точно, вопрос за сколько месяцев?

Каково состояние разработки ТЭМ?
Этот ТЭМ одноразовый? А можно его сделать многоразовым, точнее имеет ли это смысл?

2 Вадим Семенов:

Применительно к Протон М на страничке центра Келдыша про СЭДУ указано 6 тонн на ГСО
за 45 суток с низкотемпературной СЭДУ (1500 градусов, это Импульсно-
периодический режим 1).
Переход к режиму 2 или Непрерывному режиму позволит доставить 12 тонн
на ГСО и орбиту вокруг Луны? За какое время?
Каково состояние разработки СЭДУ? Ведь она есть в ФКП, включая этот 2005 год.
В отличие от ТЭМ.    

Интересно, рассматривала ли РККЭ применение Протом М и ТЭМ, а также Протон М и СЭДУ,
на втором этапе своей нынешней лунной программы для доставки танкера?

[Вадим Семенов]

Каково состояние разработки СЭДУ? Ведь она есть в ФКП, включая этот 2005 год.

У меня нет никакой другой информации про СЭДУ кроме упомянутой странички центра Келдыша. Может быть уважаемые сотрудники НК смогут опубликовать статью по СЭДУ? Полагаю, это было бы очень интересно. Весчь-то весьма перспективная...

[X]

Эх опять проект спираль получается:

Спиралью от Земли
Спиралью к Луне
Спиралью от Луны
Спиралью к Земле

[X]

Насчкт ТЭМ.

Недавно рассмотрел когда-то скачанный файл proposals_rus.pdf с изложениями докладов, очевидно, на конференции по ядерной энергетическим системам, прошедшей в 2005 или 2004 году.  
Вот несколько из них, имеющие отношение к теме этой ветки:

АНАЛИЗ ПЕРСПЕКТИВНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ЗАДАЧ И МЕСТО ЯДЕРНЫХ
ЭНЕРГОДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК В ИХ РЕШЕНИИ
Коротеев А.С.
(ФГУП «Центр Келдыша», Россия)

Анализ тенденций развития космонавтики, среди которых одной из важнейших
является рост требований к уровню энергодвигательного обеспечения космических
операций, свидетельствует о востребовательности ядерных источников энергии на
борту космических аппаратов (КА). Технической основой внедрения ядерной
энергетики в космосе являются транспортно-энергетические модули (ТЭМ), которые на
основе одного реактора могут обеспечивать как полет КА, так и энергоснабжение его
систем. ....
В результате проведенных исследований показано, что высокую энергобаллистическую
эффективность обеспечивают ТЭМ на основе комбинации ядерной энергетической
установки и электроракетной двигательной установки. ТЭМ данного типа в сочетании с
ракетами-носителями «Протон-М» и «Ангара-5А» обеспечивают создание
геостационарных информационных КА нового поколения с массой КА на рабочей
орбите более 10 т и энергопотреблением более 50 кВт. Высокую оперативность
доставки КА на ГСО при достаточно высокой энергобаллистической эффективности
обеспечивают также ТЭМ с комбинированной энергодвигательной установкой на
основе ядерного ракетного двигателя (ЯРД), снабженного контуром выработки
электроэнергии.
... Выполненные проработки показывают
перспективность применения ЯРД и энергодвигательных установок на их основе как в
процессе освоения Луны, так особенно при осуществлении беспилотных и
пилотируемых полетов к другим планетам.
Применительно к проекту Федеральной космической программы на период до
2015 г. рассматриваются предложения по переходу от системных исследований
применения ядерной энергетики в реализации перспективных космических задач
к опытно-конструкторским работам по
!!!! созданию унифицированной платформы с
ядерным ТЭМ для перспективных космических средств, решающих широкий круг
задач как в околоземном космосе, так и в межпланетном пространстве. Для
координации межведомственной деятельности в области внедрения ядерной
энергетики в космос представляется целесообразным формирование Федеральной
целевой программы по космической ядерной энергетике.

ЧТО ИЗВЕСТНО НА СЕЙ СЧЕТ в ФКП на 2006-2015 гг.? ЕСТЬ ли в ней эта целевая программа? Если есть, каково ее содержание?


РЕЗУЛЬТАТЫ РАБОТ РКК "ЭНЕРГИЯ" ПО ЯДЕРНЫМ ЭНЕРГЕТИЧЕСКИМ
И ЭЛЕКТРОРАКЕТНЫМ ДВИГАТЕЛЬНЫМ УСТАНОВКАМ ДЛЯ РЕШЕНИЯ
ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ЗАДАЧ В КОСМОСЕ
Семенов Ю.П., Соколов Б.А., Романов С.Ю., Агеев В.П., Аракелов А.Г.,
Железняков А.Г., Попов А.Н., Островский В.Г., Синявский В.В. Юдицкий В.Д.
(РКК «Энергия» им. С.П.Королева, Россия)

В РКК "Энергия" им. С.П. Королева с кооперацией организаций атомной
отрасли были разработаны проекты космических ядерно-энергетичеких установок
(ЯЭУ) электрической мощностью от 150 до 500 кВт и мегаваттного уровня и
электроракетных двигательных установок (ЭРДУ) на их основе. Особенностью ЯЭУ
является применение термоэмиссионного реактора-преобразователя (ТРП) на быстрых
нейтронах, использование в качестве теплоносителя изотопно чистого лития-7, а в
качестве конструкционного материала - высокотемпературного ниобиевого сплава,
модульное построение реактора и всей ЯЭУ. В обоснование проектных характеристик
проведен большой объем исследований и испытаний. В реакторах были испытаны
термоэмиссионные сборки с плотностью электрической мощности 4...7 Вт/см2. На
стендах РКК "Энергия" было испытано более тридцати моделей системы охлаждения
ЯЭУ из ниобиевого сплава с литиевым теплоносителем при температурах до 1200К. На
критическом реакторном стенде ФС-1 (РКК "Энергия" и ГНЦ РФ ФЭИ) были
исследованы нейтронная физика ТРП, отработана система управления и защиты,
обоснована ядерная безопасность.
Были созданы плазменные и плазменно-ионные электроракетные двигатели
(ЭРД) с удельным импульсом от 25 до 50 км/c на ксеноне мощностью 25 кВт, а также
электромагнитный ЭРД на литии мощностью 500 кВт, который прошел 400-часовые
испытания.
В последние годы работы сосредоточены на ЯЭУ модульной схемы с ТРП
мощностью 150 кВт и совместимой с ней ЭРДУ для платформы, обеспечивающей
доставку тяжелых КА на энергоемкие орбиты и последующее длительное
энергообеспечение их функциональной аппаратуры. Концепция ЭРДУ выбрана
многодвигательной с мощностью тягового модуля 22,5 кВт и ресурсом 9000 час.
При решении транспортных задач в околоземном космосе выбраны холловские
двигатели типа СПД (в диапазоне удельного импульса от 15 до 30 км/с) или ДАС (30-
45 км/с) электрической мощностью 22, 5 кВт и ресурсом до 9000 ч. с ксеноном в
качестве рабочего тела. При большой массе рабочего тела, необходимой для
выполнения транспортной задачи, применение криогенного хранения ксенона является
предпочтительным.
Рассмотрены однопусковая и двухпусковая схемы развертывания КА на базе
платформы с ЯЭУ и ЭРДУ. Функционирование ЯЭУ начинается на радиационно
безопасной орбите высотой 500-800 км. При одном пуске РН "Протон-М" с разгонным
блоком типа "Фрегат" при времени выведения 9 месяцев суммарная масса КА на ГСО
составит 14,9 тонн, в том числе масса функциональных модулей около 8 тонн, а при
использовании РН "Онега" - 10,4 и 4,1 тонн соответственно. При двухпусковой схеме
развертывания выполняются дополнительно операции стыковки.
ЯЭУ модульной схемы с ТРП на быстрых нейтронах по литий-ниобиевой
технологии электрической мощностью до 150 кВт может быть создана, испытана в
наземных условиях и поставлена на летно-конструкторские испытания
!!!!!! в относительно
короткие сроки (в течении 10 лет после принятия решения).
В настоящее время в нашей стране созданы необходимые предпосылки для
создания мощных ЯЭУ и ЭРДУ для различных КА, в том числе спутников связи.

ЗНАЧИТ 10 лет для создания? Поэтому во втором этапе лунной программы РККЭ по Севастьянову используются только уже существующие РБ на ЖРД?


СТРУКТУРА ГЕОСТАЦИОНАРНОГО ИНФОРМАЦИОННОГО
КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА С СИСТЕМОЙ ЭЛЕКТРОПИТАНИЯ НА БАЗЕ
ДВУХРЕЖИМНОЙ ЯДЕРНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКОЙ УСТАНОВКИ
Синявский В.В.,. Юдицкий В.Д.
(РКК «Энергия» им. С. П. Королева, Россия)
Гафаров А.А.
(ФГУП «Центр Келдыша», Россия)

Рассматривается актуальная проблема создания энергоемких информационных
космических аппаратов (КА) с использованием в качестве источников электроэнергии
ядерно-энергетических установок (ЯЭУ). В результате при заданной стартовой массе
удается реализовать не только максимальную величину установленной мощности
функционального оборудования КА, но и обеспечить существенное в 2...3 раза
увеличение массы КА за счет использования питаемой от ЯЭУ электрореактивной
двигательной установки (ЭРДУ) для выведения КА с низкой радиационно безопасной
стартовой орбиты (500-800 км) на геостационарную (ГСО).
Максимальная установленная мощность КА для наиболее развитых мировых
информационных систем возрастала примерно в 5 раз каждые 10 лет. С учетом
ожидаемого повышения удельных характеристик и энерговооруженности
оборудования к 2010 г. можно ожидать потребность в 30 кВт, а при оптимистическом
развитии - до 80 кВт. К 2020 г. прогноз приводят к значениям до 200...300 кВт.
Относительно ресурсных показателей разработчики ЯЭУ для космоса должны
ориентироваться (в области энергообеспечения функционального оборудования КА на
два уровня: от 3...7 лет для "актуальных", качественно новых задач, и до 15...20 лет для
"рутинных" задач массового обслуживания. Для первых наиболее адекватной
представляется двухрежимная ЯЭУ на базе термоэмиссионного реактора-
преобразователя (ТРП), а для задач второго типа - двухрежимная ЯЭУ на базе ТРП и
размещенного вне реактора термоэлектрического генератора. Оптимальное
соотношение мощностей для режима доставки на ГСО и режима энергопитания
функционального оборудования составляет от 5/1 до 3/1 в диапазоне мощностей
доставки 100...400 кВт.
Оптимальная компоновочная схема КА с энергопитанием от ЯЭУ
характеризуется лучевой компоновкой, пространственным разделением комплекса
функциональных систем полезной нагрузки и ЯЭУ, разнесенных на оптимальное
расстояние с использованием трансформируемой фермы, размещение маршевой ЭРДУ
в центре масс системы, использование режима гравитационной стабилизации при
перелете на ГСО, направление вектора тяги маршевой ЭРДУ вдоль нормали к
продольной оси системы, использование режима безразличного равновесия в рабочей
точке на ГСО. Это позволяет разместить крупногабаритные антенны в тени
радиационной защиты с меньшим телесным углом конуса тени и упростить управления
положением КА при гантельной компоновке.
При старте с космодрома Байконур и использовании РН класса "Протон" при
времени перелета порядка 1 года с помощью ЭРДУ мощностью 150 кВт на ГСО может
быть доставлен КА с установленной мощностью порядка 40 кВт. Для мощностей более
100 кВт при длительных сроках активного существования (т.е. при использовании
термоэмиссионно-термоэлектрической ЯЭУ) может быть достигнута при
использовании двух пусков существующих серийных РН с последующей стыковкой.
Оптимальная скорость истечения ЭРДУ лежит в диапазоне от 35 км/с для
однопусковой схемы и 20...25 км/с для двухпусковой схемы. Соответственно,
напряжение электропитания ЭРДУ в диапазоне от 450 В до 1150 В.


СРАВНИТЕЛЬНЫЙ АНАЛИЗ ТЕРМОЭМИССИОННОЙ И ГАЗОТУРБИННОЙ
СХЕМ ПРЕОБРАЗОВАНИЯ ТЕПЛОВОЙ ЭНЕРГИИ В ЭЛЕКТРИЧЕСКУЮ
В КОСМИЧЕСКИХ ЯЭУ
ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ МОДУЛЕЙ
Евдокимов Р. А., Синявский В. В.
(РКК «Энергия» им. С. П. Королева, Россия)

При разработке космических ядерных энергетических установок (ЯЭУ) одним из
ключевых вопросов является выбор типа системы преобразования тепловой энергии,
вырабатываемой реактором, в электрическую энергию. Данная проблема, требующая
комплексного подхода, решалась еще на заре космической ядерной энергетики. В
нашей стране предпочтение было отдано прямым преобразователям:
термоэлектрическим и термоэмиссионным, что было обусловлено принципиальной
простотой и, соответственно, надежностью указанных схем, модульностью и
масштабируемостью этих технологий, отсутствием движущихся частей. Необходимо
отметить, что и в США ведущим направлением (в рамках программы SP-100) являлось
развитие термоэлектрических преобразователей, хотя уделялось также внимание и
динамическим системам. С учетом эволюции требований к КА, совершенствования
элементной базы, изменений экономических условий вопрос о выборе схемы
преобразования снова приобрел актуальность.
В настоящем докладе приводятся результаты качественного сравнительного
анализа термоэмиссионной и газотурбинной схем преобразования. Показана
конкурентоспособность термоэмиссионной схемы, а также предпочтительность ее
использования в составе ЯЭУ нового поколения в условиях России. К числу
преимуществ ЯЭУ с термоэмиссионным преобразователем относятся существенно
меньшие габариты энергоустановки за счет использования компактной
высокотемпературной системы охлаждения; высокая надежность в силу модульности
конструкции, отсутствия движущихся частей, малой чувствительности к единичным
точечным отказам; большой технический задел и наличие экспериментальной базы, что
позволяет снизить стоимость и сократить сроки разработки, положительный опыт
эксплуатации в космическом пространстве. Наиболее ярко преимущества
термоэмиссионных ЯЭУ проявляются для установок большой мощности. На базе
созданной в России технологии термоэмиссионных ЯЭУ в сравнительно короткие
сроки могут быть созданы транспортно-энергетические модули для доставки тяжелых
КА на геостационарную орбиту с последующим обеспечением длительного
энергопитания функциональной аппаратуры.


ВЛИЯНИЕ ПАРАМЕТРОВ КОСМИЧЕСКИХ ЯЭРДУ НА ВОЗМОЖНОСТЬ И
ЭФФЕКТИВНОСТЬ РЕШЕНИЯ ТРАНСПОРТНО-ЭНЕРГЕТИЧЕСКИХ ЗАДАЧ
В ОКОЛОЗЕМНОМ И ДАЛЬНЕМ КОСМОСЕ
Евдокимов Р.А., Синявский В. В., Соколов Б. А.
(РКК «Энергия» им. С. П. Королева, Россия)

Использование в составе космических аппаратов (КА) ядерных энергетических
установок (ЯЭУ) позволит резко повысить эффективность их функционирования и
расширить решаемый ими круг задач. Наибольший эффект предполагается достичь при
выполнении транспортных операций с помощью ядерных электроракетных
двигательных установок (ЯЭРДУ). К числу указанных операций относятся: доставка
тяжелых КА на геостационарную орбиту (ГСО), транспортировка грузов между
околоземной и окололунной орбитами, обеспечение перелетов межпланетных
автоматических станций с околоземной орбиты к Марсу, астероидам, Юпитеру и его
спутникам, реализация пилотируемой марсианской экспедиции и т. д. Возможность
реализации перечисленных проектов зависит от степени совершенства ЯЭРДУ. Для
каждой миссии, в зависимости от продолжительности перелета, а также требуемого
значения массы полезной нагрузки (ПН), существуют свои, достаточно жесткие,
ограничения на удельную массу ЯЭРДУ и значение удельного импульса
электроракетного двигателя (ЭРД).
В докладе приводятся предельные значения удельной массы ЯЭРДУ и удельного
импульса ЭРД для различных транспортных операций, допустимых времен их
выполнения, а также требуемой относительной массы ПН. Получены приближенные
аналитические решения задач оптимизации ЯЭРДУ по критериям максимума массы
ПН, а также минимума времени перелета. Эти соотношения на ранних стадиях
проектирования позволяют делать быстрые оценки оптимальных значений проектных
параметров ЯЭРДУ с погрешностью до нескольких процентов относительно точного
решения, а также наглядно представить влияние различных факторов на величины
проектных параметров. Оценки предельных значений удельной массы ЯЭРДУ
позволяют сделать определенные выводы о степени готовности технологии ЯЭРДУ к
выполнению различных миссий.
!!!!! Так, современный уровень развития технологии
позволяет приступить к реализации проектов транспортно-энергетических модулей для
доставки ПН на ГСО за приемлемое время (не более 1 года).
Осуществление же миссий в дальний космос (исследование системы Юпитера и т. п.) требует дальнейшего развития технологии с целью снижения удельной массы и повышения ресурса.

КОМБИНИРОВАННАЯ КОСМИЧЕСКАЯ ЯДЕРНАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ
УСТАНОВКА С СИСТЕМОЙ БЕСПРОВОДНОЙ ПЕРЕДАЧИ ЭНЕРГИИ
Квасников Л.А., Смахтин А.П., Чуян Р.К.
(МАИ, Россия)
Основным ограничением использования ядерной энергетики в космических
энергетических установках является проблема обеспечения надежной безопасности
ядерной энергетической установки (ЯЭУ) и, как следствие, решение проблемы
совместимости ЯЭУ с другими системами космического аппарата (КА). Особенно
остро эта проблема возникает при использовании ЯЭУ в составе бортовой космической
энергетической установки (КЭУ) на пилотируемых КА. В настоящее время эта задача
решается за счет использования достаточно громоздкой по размерам и массе бортовой
защите от ядерного излучения.
Положение коренным образом меняется при использовании беспроводной
передачи энергии по СВЧ или лазерному лучу для обеспечения внешнего
энергоснабжения космического аппарата от ЯЭУ, расположенной на орбитальном
энергетическом модуле на достаточно большом удалении от космического аппарата-
потребителя энергии. На борту орбитального энергетического модуля ядерная энергия
преобразуется в электрическую энергию, которая в свою очередь преобразуется в
энергию электромагнитного излучения СВЧ или лазерного диапазонов частот, после
чего по сфокусированному электромагнитному лучу энергия передается на
космический аппарат–потребитель энергии.
Для передачи энергии в космосе лазерное излучение предпочтительней СВЧ, так
как для лазерного излучения требуются приемно-передающие устройства значительно
меньших размеров. Кроме того, стандартные солнечные батареи при их облучении
монохроматическим излучением с длиной волны, энергия кванта которой hн равна
ширине запрещенной зоны .Е полупроводника, обладает очень высоким КПД порядка
50% - 60%. Это приводит к резкому росту их удельных выходных параметров до 2,5
кВт/м2 – 3 кВт/м2, то есть практически в 10 раз выше, чем в случае их облучения
солнечным светом.
Рассматриваемая система комбинированной космической ЯЭУ перспективна
при реализации ряда космических проектов:
- организация энергопитания международной космической станции (МКС);
- создание энергетических модулей с бортовой ЯЭУ на орбите вокруг Луны для
питания по сфокусированному СВЧ или лазерному лучу лунной базы;
- создание на геостационарной орбите (ГСО) орбитальной энергостанции для
перевода космических аппаратов с низкой опорной орбиты высотой порядка 200 – 250
километров на ГСО;
- энергоснабжение космического транспортного корабля при полете на Марс.


ВОДОРОДНЫЕ ТУРБОНАСОСНЫЕ АГРЕГАТЫ
ДЛЯ ПОДАЧИ ЖИДКОГО ВОДОРОДА
В КОСМИЧЕСКИХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВКАХ
Демьяненко Ю.В., Дмитренко А.И., Першин В.К., Рачук В.С.
(ОАО КБХА, Россия)

Проводится анализ схем систем питания различных двигателей: от созданного в
1963 году в США (Пратт-Уитни) кислородно-водородного ЖРД RL10, выполненного
по безгенераторной схеме и успешно эксплуатирующегося в настоящее время, до
кислородно-водородного двигателя РД-0146, созданного в последние годы в КБХА для
верхних ступеней перспективных вариантов ракет-носителей «Протон» и «Ангара».
РД-0146 – первый российский двигатель, выполненный по безгенераторной
схеме. В нем впервые для ЖРД безгенераторной схемы применена система подачи с
четырьмя турбонасосными агрегатами (двумя главными и двумя бустерными).
В 1965 году в КБХА началась разработка ЯРД РД-0410. Схема системы питания
этого двигателя близка к схеме линии подачи водорода двигателя РД-0146. В системе
подачи водорода кислородно-водородных ЖРД безгенераторной схемы для привода
турбины используется водород, нагретый в тракте охлаждения камеры. В системе
подачи водорода ЯРД привод турбины ТНА осуществляется также по безгенераторной
схеме водородом, нагреваемым в тракте охлаждения ядерного реактора.
Одной из сложных задач создания ТНА является выбор частоты вращения
Показано, что невозможно создать совершенный ТНА, если ставится задача
существенного ограничения частоты вращения. Сформулированы основные принципы
проектирования одноблочного ТНА, когда водородный и кислородный насосы имеют
одинаковые частоты вращения. Для двигателей безгенераторной схемы только при
значительном усложнении конструкции и увеличении массы и габаритов одноблочного
ТНА можно обеспечить экономичность насосов такой же, как и в схеме с двумя ТНА.
Частота вращения оказывает влияние на работоспособность и долговечность
таких элементов конструкции ТНА как подшипники и рабочие лопатки турбины.
В КБХА отработана базовая конструкция шарикоподшипников, обеспечивающая
требуемую их долговечность для двигателей верхних ступеней.
В процессе отработки ТНА двигателя РД-0120 в КБХА были отработаны для
колес турбины технологии, конструкционные материалы и конструктивные
мероприятия существенно повышающие долговечность рабочих лопаток работающих в
условиях относительно высокой температуры рабочего газа.
К достижениям КБХА следует отнести:
• создание конструкции и отработка технологии изготовления крыльчаток
водородного насоса и рабочих колес турбины, обеспечившие их
работоспособность в заданных эксплутационных условиях,
• отработка для водородного насоса конструкции шарикоподшипников с
параметром быстроходности Dср·n до 3.6·106 мм·об/мин.
В свое время опыт КБХА по создания ТНА для ЯРД РД-0410 использовался при
разработке системы подачи ЖРД РД-0120. В настоящее время КБХА приобретен
значительный опыт при создании систем подачи водорода для ЖРД РД-0120 и РД-0146.
Приводятся основные составляющие этого опыта.
Опыт КБХА, приобретенный при создании систем подачи водорода для ЯРД
РД-0410, ЖРД РД-0120 и РД-0146, является фундаментальной основой создания систем
подачи водорода для современных жидкостных и ядерных ракетных двигателей

РАЗРАБОТКА КЛЮЧЕВЫХ ТЕХНИЧЕСКИХ СРЕДСТВ
ДЛЯ ПИЛОТИРУЕМЫХ ПЛАНЕТНЫХ МИССИЙ
Семенов Ю.П., Горшков Л.А
(РКК "Энергия" им. С.П. Королева, Россия)
Коротеев А.С., Семенов В.Ф.
(ФГУП "Центр Келдыша", Россия)
Григорьев А.И., Потапов А.Н
(ИМБП РАН)
Родин В.Г., Линкин В.М.
(ИКИ РАН)
Сметанников В.П.
(ФГУП НИКИЭТ, Россия)
Разработка ключевых технических средств для пилотируемых планетных миссий
была проведена на примере пилотируемой экспедиции на Марс, а затем расширена с
охватом пилотируемых полетов к Меркурию, Венере, Юпитеру.
Разработка технических средств конкретно для пилотируемой экспедиции на
Марс велась на основе следующих документов:
- "Общие требования к пилотируемой экспедиции на Марс" (редакции № 1,2,3).
- "Частные Технические Задания на ключевые технические средства" (24 шт).
Работы, проделанные за период 1999-2004 гг. в рамках Проектов МНТЦ
№ 1172 и № 2120 (финансовая поддержка МНТЦ в объеме 950 тыс. долларов), дали
следующие результаты:
- Определена Концепция пилотируемой экспедиции на Марс.
- Выполнена Первая проектная стадия по пилотируемой экспедиции на Марс,
включающая 13 томов.
- Разработана Архитектура пилотируемой экспедиции на Марс, обладающая
необходи-мой гибкостью в условиях высоких политических рисков.
- Разработаны 8 томов, относящихся ко Второй проектной стадии и
включающих экспериментальное подтверждение ряда принятых решений.
Характеристики экспедиции на Марс по состоянию работ на конец 2004 года:
Численность экипажа: 6 человек.
Сценарий экспедиции: Орбитально-десантный, при котором три человека
десантируются на Марс, а остальные трое проводят исследования Марса и его
окрестностей дистанционными средствами.
Суммарная длительность пилотируемого полета по маршруту "Земля-Марс-
Земля" около двух лет.
Суммарная стартовая масса межпланетного корабля на околоземной орбите
(Н0 = 450 км, i = 51,6°) 550 тонн.
Тип энергодвигательного комплекса: Солнечная энергетическая установка на
основе тонкопленочных батарей из сплавов аморфного кремния, которая снабжает
электрические ракетные двигатели суммарной мощностью 15 МВт; рабочее тело аргон;
по мере готовности ядерной энергетической установки она заменит солнечную
энергоустановку. В качестве модульной ядерной энергетической установки выбрана
установка с Nэл = 6 МВт с возможностью увеличения до 12,5 МВт, так что при числе
модулей 4 суммарная мощность составит 50 МВт (ЯЭУ-50М). ЯЭУ-50М сможет
обеспечить как ускоренные экспедиции к Марсу, так и полет человека к Юпитеру.
Основное техническое средство для исследований на поверхности Марса:
марсоход с экипажем из 2 человек, массой в полной комплектации (в т. ч. набор
специальных манипуляторов) 3 тонны.
Финансовые затраты к моменту Первой пилотируемой экспедиции на Марс
(2018 г.) не более 20 млрд. долларов.


КОНЦЕПЦИЯ МАРШЕВОЙ ЯДЕРНОЙ ЭНЕРГОДВИГАТЕЛЬНОЙ
УСТАНОВКИ ДЛЯ ОСУЩЕСТВЛЕНИЯ
ПИЛОТИРУЕМОЙ ЭКСПЕДИЦИИ НА МАРС
(ПРОЕКТ МНТЦ №2120)
Баринов С.В., Беляков М.С., Колганов В.Д., Логачев О.Н., Рожкова Т.И.,
Сметанников В.П., Хандамиров Ю.Э., Червякова М.К.
(ФГУП НИКИЭТ, Россия)
Дараган И.Д.
(ФГУП НИИ НПО «Луч», Россия)
Каминский А.С., Кузнецов В.С., Павшук В.А.
(ФГУ РНЦ «Курчатовский институт»)
Маршевая энергодвигательная установка на основе технологии ЯРД и
турбомашинного преобразования энергии по газовому циклу Брайтона представляет
собой техническое устройство, предназначенное для создания импульса тяги . 900 с. и
выработки электроэнергии от 25 до 50 кВт (эл.) на покрытие нужд межпланетного
космического корабля, полностью обеспечивая при этом все необходимые для перелета
маневры.
Исходя из функционального назначения, бимодальный ЯРД состоит из двух
основных частей – двигательной и энергопреобразовательной. Рабочим телом
двигательной части ЯЭДУ является водород, а энергопреобразовательной части –
гелий-ксеноновая газовая смесь.
Для создания необходимой реактивной тяги используется многосопельная
конструкция с дорасширителем.
В основу концепции положено использование реактора на быстрых нейтронах,
активной зоны гетерогенного типа с базовой конфигурацией твэла в виде витого
двухлопастного стержня на основе карбонитридого топлива, газотурбинной установки,
работающей по замкнутому циклу Брайтона с максимальной температурой 1500К.
При выборе структуры пневмогидравлической схемы ЯЭДУ, кроме
удовлетворения функциональных требований к установке, учитывалась необходимость
создания надлежащих условий охлаждения конструктивных узлов реактора в
двигательном и энергетическом режимах работы при сохранении высокой
термодинамической эффективности преобразования энергии.
Результаты проведенных нейтронно-физических, теплогидравлических расчетов
и расчетов характеристик радиационной защиты показали работоспособность реактора
как в штатных, так и в аварийных режимах. Это относится, прежде всего, к высокой
эффективности органов СУЗ, приемлемым диапазонам температур всех элементов
конструкции реактора, допустимым уровням излучений на модуль служебных систем и
т.д.
В докладе рассмотрены технические мероприятия для обеспечения ядерной и
радиационной безопасности, а также высокой надежности на всех режимах
эксплуатации.

[X]

С сайта www.thespacereview.com:

Priming the pump for lunar PGM mining
by Bill White
Monday, October 24, 2005

Dennis Wingo's bookMoonrush should be mandatory reading for space enthusiasts. Although his hypothesis concerning the presence of lunar platinum group metals (PGMs) remains unproven, his hypothesis is also eminently testable—all we need do is go look, something NASA presumably intends to do, eventually at least. Jeff Foust's review of Moonrush (see "Review: Moonrush", The Space Review, August 16, 2004) contains a nice summary of the Wingo hypothesis:
The Moon [...] would seem to be an unlikely place to find PGMs: the collisional process that formed from the Moon left it mostly devoid of heavy metals. However, Wingo makes an ingenious case for finding PGMs on or near the lunar surface, in the form of debris from asteroid impacts. While conventional wisdom has argued that impacts of large asteroids would vaporize most of the impactor, modern computer modeling has shown that a significant fraction of an asteroid impacting the Earth would survive in some form. In fact, some major sources of PGMs on Earth, such as Sudbury in Canada and sites in South Africa, have been linked to asteroid impacts. The Moon's lower gravity would mean slower impacts, making it more likely that significant portions of asteroids could survive. PGMs mined from those impacts could meet the fuel-cell needs of the Earth for centuries; the mining process would, in turn, also generate other metals like iron and nickel that could be used for settlements on the Moon and beyond.

If recoverable PGMs are located on the Moon, a robust terrestrial market currently exists to support the commercial exploitation of that resource. At the end of September 2005, the London Fix price for platinum was above $930 per troy ounce, and there appears little reason to believe that price will fall dramatically given platinum's industrial usefulness and its desirability for jewelry and related purposes. The United States Geological Survey has issued a summary that details the diverse number of applications that arise from the superior catalytic properties of PGM metals.
The United States is heavily dependent on imports of platinum, with over 90% of its annual demand coming from overseas, primarily Russia and South Africa.
The USGS also reports that terrestrial supply and terrestrial demand appear reasonably balanced, provided demand does not ratchet up sharply. As the recent price history of molybdenum proves ($4 to $70 per kilogram since 2002) price swings can be enormous if supply and demand are relatively inelastic. Given the extraordinary usefulness of PGM catalysts, discovery of a new killer application for PGMs will either cause prices to skyrocket or PGM scarcity will inhibit the deployment of promising new technologies, or both. Wingo's book argues that hydrogen fuel cells are a leading example of a new application that would demonstrate that the Earth simply lacks sufficient PGMs to satisfy unexpected demand.
While lunar platinum would appear a viable commodity, before eager Moon miners can set up shop, one hurdle is the very substantial capital investment that will be needed before revenue can start flowing. No one been to the Moon since 1972 and our ability to live and work on the Moon is far from proven. Perhaps billions and billions of dollars will be necessary for R&D and infrastructure deployment before a business case can possibly be made to begin lunar PGM mining. The significance of startup costs for business ventures in space is not new. Douglas Jobes wrote the following (see "The commercial launch industry needs a boost", The Space Review, May 2, 2005):
In 1998, NASA sponsored a New Space Industries Workshop to peer into the future of space development. The final report of the workshop, titled New Space Industries for the Next Millennium, evaluated future space businesses such as tourism, space manufacturing, satellite services, space solar power, and more. The report makes fascinating reading. Today, though—seven years later—most of these businesses still do not exist, even in nascent form, in large part because the startup costs !!!! for building the necessary space infrastructure are simply prohibitive.
In Moonrush, Wingo asserts that lunar PGM mining could be self-supporting (i.e. profitable) but only after the up front costs are paid from another source. He addresses the issue of prohibitive start up costs by writing that "[it] is a proper role for government: to foster facilitate and provide incentives to enable private enterprise to open up a new world for development. This is a role that transcends NASA's solely scientific efforts although NASA will be a vital part of this process." (See Moonrush, page 10.)
Given the potential importance of platinum as a strategic metal and the US dependence on imports, perhaps taxpayer derived funding can and should be used to "prime the pump" for subsequent commercial mining operations. However, in an era of growing budget deficits, perhaps we need more creative sources to help finance the infrastructure needed to begin finding and extracting lunar platinum.
...

Вряд ли какое-то единственное применение лунных ресурсов, например, добыча гелия-3, может быть killer application, существенной с практической точки зрения причиной для возвращения к Луне.
Значит, надо искать совокупность применений, которые в сумме могут быть killer application.

Первое, это гелий-3 (не по значению, а по раскрутке J. Да и рано сейчас ранжировать применения лунных ресурсов по значению – мы слишком плохо сейчас знаем Луну!);

Второе, это, видимо, платиноиды, предмет статьи, часть которой приведена выше.
Третье, ... Есть предложения?
Это то, что прямо нужно Земле.
Да, чуть не забыл самое важное J - туризм! И другие нетехнические пользователи – кино, ТВ и другие масс-медиа ...

Другая группа практических применений – поддержка космической деятельности и прежде всего транспортной системы Земля-Луна:

1.   добыча/производство компонентов топлива для ЖРД – кислород, водород.
Для начала обеспечение сначала частичное, затем полное местным топливом этапа: окололунная орбита – поверхность Луны;
2.   добыча/производство ксенон или др. для ЭРД.
3.   ... есть предложения?

Ну и помимо таких практических применений – наука, изучение и самой Луны, и использование Луны для изучения (обсерватории на Луне и т.д.).

Можно вести серьезную, систематическую работу с общественным мнением за наше участие в международном возвращении к Луне.

Но вместо этого авантюрный по форме, да и по сути, наскок РККЭ/Севастьянова
с гелием-3. Который, похоже, завершился так, как и должен был завершиться.

Почему у РККЭ да и Роскосмоса отсутствует систематическая, серьезная  работа по продвижению, promotion, перспективных космических программ?
Наверное, потому, что этих перспективных программ нет.  
Зато есть презрение к общественному мнению, есть убеждение, что все можно решить в нескольких кабинетах с несколькими людьми, как и было в СССР.

Но вернемся к Луне:
Today, though—seven years later—most of these businesses still do not exist, even in nascent form, in large part because the startup costs !!!! for building the necessary space infrastructure are simply prohibitive.
Ключевым элементом этой инфраструктуры является транспортная систем Земля – Луна.

Я полагаю, что в рамках международного возвращения к Луне российская космонавтика могла бы наиболее эффективно участвовать, предложив свой вариант этой транспортной системы отчасти альтернативный, отчасти дополнительный к американскому!

Вариант, который был бы дешевле и привлекательнее для пользователей!
Сначала для других агентств – ESA, Китай и т.д., а затем и для бизнеса.
 
РККЭ так толком и не представила свой вариант этой системы для пилотируемых полетов. Но, судя по тому что известно, он основан на сборке на околоземной орбите и массированном применении блока ДМ (может, они и придумали такой вариант, чтобы максимально загрузить свой завод изготовлением ДМ J ?).

[X]

Американцы такие тупые? Мы знаем про дешовые СЭДУ, а они нет?

Для более-менее широкого исследования и использования Луны крайне важно приблизить, насколько это возможно, по эффективности (прежде всего стоимость доставки 1 кг ПН) лунную транспортную систему к российской транспортной системе Земля-Мир/МКС.
Один ключевой элемент для достижения этой цели – это Паром ЗЛ, межорбитальный буксир LEO – орбита вокруг Луны (очевидно, орбита лунной орбитальной станции (ЛОС)). Он может быть многоразовым, но это, похоже, достаточно далекая перспектива, а в ближайшем будущем – одноразовым.
Второй элемент для построения эффективной лунной транспортной системы – это многоразовый одноступенчатый лунный челнок (ЛЧ): орбита ЛОС – поверхность Луны.
Для первого поколения ЛЧ все топливо доставляется с Земли. Для второго используется один компонент топлива местного производства – очевидно, кислород. А третье поколение использует все местное – кислород и водород (или CH4).
 
Но, насколько я смог обнаружить, реально никто более-менее подробно не рассматривал/проектировал такой ЛЧ.

Но вот на www.thespacereview.com опубликована статья:

Could the X Prize Cup help NASA develop a Lunar RLV?
by Taylor Dinerman
Monday, November 7, 2005

The news that NASA is talking to the X Prize Foundation about supporting a series of Centennial Challenge competitions to encourage the design of rockets for use on the Moon is pretty good news. If all goes well, NASA will offer a purse—perhaps a million dollars or more—to the winning team. The only question is, what exactly is the prize for?
According to the NASA press release there will in fact be two prizes "tentatively named the Suborbital Payload Challenge and the Suborbital Lunar Lander Analog Challenge." Both the space agency and the foundation are expected to work out the details within the next several weeks.
!!! It seems that the second part of the competition is oriented towards developing a Lunar Reusable Launch Vehicle (RLV).
A Lunar RLV could operate using fuel and oxygen from the Moon itself, either from ice or from the lunar crust. The craft would be capable of reaching orbit around the Moon and of "hopping" from place to place on the surface. Again they want to "...reward the first team to build a vertical take-off/vertical landing suborbital vehicle capable of reaching a speed consistent with the energies required to land and launch from the Moon."
 ...
If NASA keeps to its current plan, they will fly the first "Outpost Mission" in 2022 or 2023. These are by far the most important NASA missions of the first half of the 21st century. The goal is to begin work on what will become a permanent base on the Moon. In time this will evolve into the starting point for lunar colonization and development. To accomplish this NASA hopes to show that it can "live off the land" using In Situ Resource Utilization (ISRU) technology, especially to provide the Moon base with a source of rocket fuel.

If the US can build a vehicle, or class of vehicles, that can reliably and safely launch from the Moon into Lunar orbit and support travel to places such as the Lagrange points or either low Earth orbit (LEO) or geosynchronous orbit (GEO), it will be well on its way to attaining a strong position in the future economy of cislunar space. A new space transportation system using the Crew Exploration Vehicle (CEV) and the Lunar RLV together will provide the US with something that might be thought of as a "manned space maneuver architecture". The Lunar RLV could provide a growth version of the CEV with enough power and fuel to move easily from Lunar orbit to any point of interest within the Earth-Moon system.
...
On the Moon things are different. The ascent stage of the Apollo-era Lunar Excursion Module (LEM) weighed about 4,500 kg and its fuel weighed about 2,300 kg, i.e. a mass fraction of about 50%. This is far more manageable than the 90% needed to escape from Earth's gravity. The designers of a Lunar RLV will have more available mass for the vehicle's structure and payload than those working on its terrestrial equivalent.
According to the Exploration Systems Architecture Study (ESAS), the Lunar Surface Access Module (LSAM) will ascend using a new liquid oxygen/methane power engine designed to be "ISRU compatible". A few of the ideas and technologies developed for the Suborbital Lunar Lander Analog Challenge may find their way into the LSAM. Certainly some of the people involved in the teams that will compete for the prize will gain valuable expertise that will feed into the whole Lunar exploration technology development process.
 In spite of the low gravity, the challenges facing those who want to build a Lunar RLV will be
 !!!! huge. The environment is the most unforgiving and dangerous one imaginable.
Dust and small rocks will be a constant hazard, kicking up debris every time the rocket engine is ignited. At least until some sort of pad or hard stand can be built, and even then exploration missions will still face the foreign object damage problem. The underside of the vehicle will have to be built with this in mind.

Far better radiation shielding than was available for Apollo will also be needed. For an Earthbound competitor this will not be a problem, at least not at first. It might, however, be wise to begin planning for future competitions to include a requirement that each team must take this into account. The vehicle will also have to have a life support system at least as good as the one on the LSAM, one that can provide a weeks' worth of air, water and food; it will also have to have the same kind of airlock.

Moving from the LSAM to the Lunar RLV will take a positive decision by NASA and by the White House and Congress. The plan, as its stands now, is for the LSAM to be developed between the years 2010 and 2018. It would seem natural that Lunar RLV development begin immediately after the LSAM becomes operational. The knowledge gained by the space industry from this Centennial Challenge competition will provide a base of information for the decisionmakers. NASA should plan to keep this annual event going right up until the 2018 timeframe. The rules of the competition can change or be refined, but the goal should remain a Lunar RLV that will be a reliable and economical workhorse for the mid to late 21st century.

Если не ошибаюсь, наш лунный кораблик по программе Н1 (массой около 5 тонн) был почти одноступенчатым ... J. И проблема защиты от повреждений при посадке и старте с Луны весьма доставала проектантов.

Но представим потомка этого кораблика – ЛЧ массой 14 тонн, из них 10 тонн топлива после отделения от ЛОС.

Внизу блок с топливом на опорах – 2 метра от поверхности Луны. Высота этого блока ? – Пусть тоже 2 метра. На этом блоке сверху модуль экипажа, его высота тоже 2 метра. А две (основная и дублирующая) пары основных двигателей вынесены на кронштейнах от этого модуля, что бы не задевать корабль. Расстояние от этих двигателей до поверхности Луны --   5-5,5 метров.  Идея понятна – убрать двигатели повыше, насколько это возможно.

Насколько реальна/возможна/жизнеспособна такая конструкция при сухой массе всего ЛЧ в 4 тонны?

[X]

две ... пары основных двигателей вынесены на кронштейнах от этого модуля ... Расстояние от этих двигателей до поверхности Луны --   5-5,5 метров.  Идея понятна – убрать двигатели повыше, насколько это возможно

Идея спорна. Зачем поднимать и разносить двигатели? Я бы разместил их внизу в центре, между баками.

[X]

Длительная полеты грузовых КК на окололунную орбиту,
которые позволяют значительно увеличить массу доставляемой ПН в сравнении с обычными 3-5 дневными перелетами Аполлонов, Зондов и Лун,
возможны не только c применением ЭРД (пример – Smart-1), но и обычных ЖРД.

В США вышла книга:

New book reveals how engineers saved Hughes satellite from disaster on Christmas Day 1997
First published account of 1997 spaceflight sets record straight

A former Hughes Spacecraft Company engineer and part of a team which rescued a satellite that went astray on Christmas Day 1997 with a daring maneuver that sent it to the moon and back, gives the first complete description of the rescue in New Trends in Astrodynamics and Applications, Volume 1065 of the Annals of the New York Academy of Sciences. The rescue was the first successful attempt to re-route a commercial satellite into a near geostationary orbit using a "free return lunar flyby" trajectory, which may someday allow space tourists to see the moon from its far side.
After launch from Kazakhstan on Christmas day 8 years ago, the Hughes 601HP communications satellite failed to execute its final burn, leaving it stranded in an unusable elliptical orbit with an orbit plane far from the equator.
НАСКОЛЬКО Я ПОМНЮ, Блок Д вывел этот спутник на орбиту 36000-600 км с наклонением 51,6 градуса и вырубился.
"It was a healthy spacecraft in a bad orbit. Mission over," commented Cesar Ocampo, who worked for Hughes at the time but is now an associate professor of aerospace engineering at the University of Texas at Austin. The craft did not have enough fuel on board to bring it back into the proper orbit using standard methods, which are analogous to changing lanes in a traffic circle.
A DARING RESCUE
However, two aerospace engineers outside the company, Edward Belbruno and Rex Ridenoure, came up with the audacious suggestion that saved the mission:
!!! they suggested saving fuel by diverting the satellite all the way to the moon and taking advantage of the moon's gravity to bring the satellite back into a usable orbit.
Belbruno is editor of the Annals volume, is visiting research collaborator at Princeton University, and president and founder of Innovative Orbital Design, Inc. Currently, Ridenoure is President and CEO of Ecliptic Enterprises Corporation of Pasadena, California.
"The suggestion to Hughes from Belbruno and Ridenoure was key," Ocampo said. "Until then nobody at Hughes had thought of using the moon to rescue this stranded satellite."
The actual route to the moon used was different than the one suggested by Belbruno and Ridenoure, but the fundamental idea of having to use the moon's gravity in some capacity was critical.
A COVER-UP
Ocampo's paper, "Trajectory Analysis for the Lunar Flyby Rescue of AsiaSat-3/HGS-1" is the first published account of the rescue, which received a great deal of attention in the press at the time of the rescue,
between April and July 1998.
However, publicity from Hughes Spacecraft never acknowledged the contributions of either Ridenoure or Belbruno, a grievous omission that the article seeks to redress.
After the mission plan had been devised and its execution initiated, Ocampo was ordered to seize further communication with Belbruno and Ridenoure and was barred from participating in any external communication activities and presentations made to the public and other organizations.
"This cover up represents a major injustice by a prominent corporation of an historical event, and is a blemish on ethical behavior in the aerospace community," says Belbruno.

NEW USES FOR THE LUNAR FLYBY TRAJECTORY CONCEPT
The rescue mission was the first commercial operation in the vicinity the moon. The free return lunar flyby trajectory concept had also been used as contingency trajectories by NASA's Apollo spacecraft. Ocampo predicts it will soon become more common.
The free return lunar fly-by trajectory is especially beneficial in terms of fuel for geostationary bound spacecraft launched from high latitude !!!! space ports.
Last August, the private space tourism firm Space Adventures, Inc., said it will be offering individuals the chance to fly around the moon and back by the year 2010 using a similar maneuver. (www.spaceadventures.com/media/releases/2005-08/284)

Если я правильно понимаю, то первая часть этого маневра (!!! they suggested saving fuel by diverting the satellite all the way to the moon and taking advantage of the moon's gravity to bring the satellite back into a usable orbit.)
c серией разгонных импульсов в перигее, когда апогей направлен в сторону Луны,
позволяет запустить больше ПН к Луне, чем в случае единичного импульса при обычных полетах Аполлонов и Лун.
Верно?  

Если да, то эту схему стоит использовать, например, при доставке топлива на окололунную орбиту для многоразового лендера.
Я припоминаю, что на Авиабазе была ссылка на американскую статью, в которой предлагался длительный полет с апогеем чуть ли не 1 миллион км с применением ЖРД, который позволял доставлять к Луне ПН на несколько десятков процентов больше, чем при обычном полете.

Американцы в ESAS такие варианты не используют. И это понятно, с кислородом и водородом не до длительных полетов.

А может быть, имеет смысл соединить эту технику (разгоны в перигее, орбиты – увеличивающиеся эллипсы) с применением ЭРД (как в случае с Smart-1)? ЭРД работают на удаленной части орбиты.

Реализация может выглядеть примерно так.
Протон М (ДМ не подходит из-за кислорода) запускает Бриз-М с контейнером ПН (6? 8?  10 ? тонн). К этому контейнеру прикреплены СБ и ЭРД (300-500 кг).
1. На исходную орбиту типа ГПО с наклонением 51,6 градуса выходит ЦРБ Бриза-М с ПН (наверняка для этого будет выработано  все топливо из ДТБ и он будет отброшен).
2. В течение нескольких месяцев, когда апогей в сторону Луны, двигатель ЦРБ Бриза-М выдает импульсы на разгон (очевидно, 3-4-5 за этот период). На всех орбитах работает ЭРД.
3. Интуитивное ощущение, что при достижении орбиты 10000/20000 – 100000/200000 км надо отбрасывать ЦРБ, который должен выработать все топливо к этому моменту. И далее как Smart-1 только на ЭРД.  
От момента старта до выхода на целевую орбиту вокруг Луны – 6-7-8 месяцев.
Интересно, насколько эта схема эффективнее (по массе ПН) в сравнении с
А) обычным запуском (единичный импульс к Луне) и далее на ЖРД;
Б) серией разгонов в апогее и далее на ЖРД.

[Андрей Суворов]

Статья была не американская, а японская. Смысл там был в том, что, благодаря влиянию Солнца можно, запулив аппарат на орбиту с апогеем несколько больше 900 000 км, выйти на окололунную орбиту без тормозного импульса вообще. Но это не имеет отношения к разгону двигателями малой тяги.

Эта схема позволяет вывести пуском Протона корабль 7К-Л1 на окололунную орбиту, вот только лететь придётся слишком долго - больше месяца. Но она позволяет экономить до 650 м/с характеристической скорости, поэтому масса доставляемого груза может быть увеличена на 20%

[Олигарх]

Статья была не американская, а японская. Смысл там был в том, что, благодаря влиянию Солнца можно, запулив аппарат на орбиту с апогеем несколько больше 900 000 км, выйти на окололунную орбиту без тормозного импульса вообще. Но это не имеет отношения к разгону двигателями малой тяги.

Эта схема позволяет вывести пуском Протона корабль 7К-Л1 на окололунную орбиту, вот только лететь придётся слишком долго - больше месяца. Но она позволяет экономить до 650 м/с характеристической скорости, поэтому масса доставляемого груза может быть увеличена на 20%

Роясь на домашнем ПК, наткнулся на описание одного древнего, весьма минималистского, проекта:

"Moon Taxi: A European View," IAF-92-0840, J. H. Lacuze, M. Grimard, C. Fazi, and F. Theillier; paper presented at the 43rd Congress of the International Astronautical Federation, August 28-September 5, 1992, Washington, D.C.
 
The authors, engineers with the French corporation Aerospatiale, propose an international lunar base maintained by a "mixed fleet" - an automated TRUCK lander for cargoes (including moon base modules) and a TAXI system for astronauts.

The large TRUCK (which they do not describe) would launch on a Russian or U.S. heavy-lift rocket.

The TAXI vehicles would reach space on European Ariane 5 rockets. At the time this paper was presented, Ariane 5's first flight was set for 1995. Though designed to launch communication satellites into geosynchronous orbit (GEO) for paying customers, Ariane 5 was also meant to launch European astronauts into space. The authors state that the baseline Ariane 5 will be able to launch 6.8 metric tons toward GEO.

Placing a spacecraft on course for GEO requires about as much energy as launching one toward the moon. Citing approved plans for boosting Ariane 5's GEO payload capability, they assume that an upgraded Ariane 5 capable of launching 9.8-metric-ton spacecraft toward the moon will become available.

Their TAXI system includes:

?   Transfer stage: The baseline Ariane 5 third stage burns hydrazine fuel and nitrogen tetroxide oxidizer; for the lunar mission, the authors replace this with a lightweight transfer stage (2 metric tons dry weight) burning more energetic liquid hydrogen/liquid oxygen. Full propellant load is 30 metric tons.

?   The Lunar Relay is a small space station in 62-kilometer-high lunar equatorial orbit. Not permanently staffed, the station has solar panels, docking beacons and targets, a robot arm, a viewing cupola for operating the arm, an airlock and space suits for maintenance space walks, and at least two docking ports.

?   The Return Module (ReMod) transports three astronauts from Earth's surface to the Lunar Relay station and back. At launch the ReMod includes a launch escape tower for pulling the capsule to safety in the event of Ariane 5 malfunction. This is discarded during ascent to orbit. The 2.8-meter-
diameter ReMod includes a docking unit for linking up with the Lunar Relay, a propulsion package for leaving lunar orbit, a heatshield for reentering Earth's atmosphere, and parachutes and flotation aids for splashdown. Dry weight is one metric ton - adding crew, cargo, and propellants yields a weight of 2.5 metric tons at launch.

?   Lunar Vicinity Shuttle (LuViS): A reusable 2.5-ton moon lander with a spherical crew cabin, four legs, and four small rocket engines, the LuViS relies for descent and ascent propellants on an expendable propellant pack brought from Earth (see next bullet).
The LuViS can transport three astronauts and up to 500 kilograms of cargo from the Lunar Relay to the moon's surface. The authors assume that the LuViS will land at "moderate" speed a few hundred meters from the lunar base at a "semi-prepared" site with electronic landing aids. This will, they write, permit lightweight "simplified" landing gear and a minimal propellant load with little margin for seeking a suitable landing spot. The authors estimate that the longest independent LuViS flight will last only one hour, meaning that the lander can rely on batteries for electricity. Between flights the LuViS depends on electricity supplied to it by the Lunar Relay station or the lunar base.

?   LuViS propellant pack: The expendable pack consists of four spherical propellant tanks, a helium pressurant tank for driving propellants into the LuViS engines, and a shield for preventing damage from lunar dirt and rocks blown up by the engines during landing and liftoff.

The authors state that,
"[w]e consider that production of propellants on the moon is not to be expected in the medium term future. Propellant loading has therefore to be performed from earth supplies. . ." Propellant pack dry weight is about 250 kilograms; full propellant load is 6650 kilograms.

The typical TAXI lunar mission occurs as follows:
 
1.   Ariane 5 launch and lunar transfer orbit insertion: The Ariane 5'score stage and twin solid-fueled strap-on rockets ignite, lifting the 51-meter-high, 750-metric-ton rocket off its launch pad in Kourou, French Guiana. The strap-ons exhaust their propellant and detach, then the depleted core stage falls away.
The transfer stage places the payload - ReMod and fully-fueled LuViS propellant pack - into low-Earth orbit. At the proper moment the transfer stage ignites a second time to place the payload on course for the moon.

2.   Lunar orbit insertion: After a four-day flight the transfer stage ignites for the final time to put the payload into lunar orbit.
 
3.   Docking with Lunar Relay and LuViS preparation:
When the astronauts arrive at the Lunar Relay, one of its docking ports is occupied by the LuViS with an empty propellant pack. After docking, the astronauts enter the Lunar Relay and switch the ReMod to Lunar Relay electricity. They use the station's robot arm to detach the expended transfer stage from the ReMod and attach it to the empty propellant pack on the LuViS. The transfer stage and propellant pack then detach from the LuViS and crash on the lunar surface, "thus avoiding crowding the nearby orbits [with] 'space junk.'" The astronauts use the robot arm to transfer the fully loaded propellant pack they brought with them from Earth to the LuViS.

4.   Crew transfer to LuViS and landing at lunar base:
The astronauts enter the LuViS, don intravehicular suits with "limited hard vacuum endurance," undock from the Lunar Relay station, and descend to the lunar base. Descent requires about eight minutes.
At separation from the Lunar Relay the LuViS and fully loaded propellant pack weigh about 9 metric tons.
The LuViS expends 4 metric tons of propellants during descent. After touchdown, the astronauts attach oxygen bottles to their intravehicular suits, exit the LuViS through a round side hatch, and walk to the lunar base.
 
5.   Return to Lunar Relay:
The astronauts lift off in the LuViS and ascend to lunar orbit in eight minutes. Need for reusability means that, unlike the two-stage Apollo Lunar Module, the LuViS leaves behind no descent stage.
During ascent the LuViS burns 2.2 metric tons of propellants. The
astronauts dock with Lunar Relay with virtually empty tanks.
 
6.   Return to Earth:
The astronauts transfer to the ReMod, undock, and fire its propulsion package for the four-day fall back to Earth. Near Earth they cast off the propulsion package. The ReMod enters Earth's atmosphere, pops  parachutes, and splashes down at sea.

Конечно, некоторые особенности этого минималистского проекта сейчас вызывают улыбку. ReMod это вообще несерьезно.
Но все-таки что-то в этом минималистском проекте есть.

А какой может быть современная минималистская (не оптимальная!
Это в другой ветке) версия транспортной (для людей) системы Земля-Луна на основе сушествующих и ближайшего будущего средних РН и РБ?
Причем не такая стремная как у французов.

Насчет РН, я имею в виду Протон М, Ангара-5, Ariane-5 ECA/ECB, новый китайский РН класса 20-25 тонн на LEO, который находится в разработке.

Насчет РБ – это КВРБ для Протон М и Ангара 5, для Ariane-5 ECA РБ – это ее 3-я водородная ступень, для нового китайского РН на 20-25 тонн, очевидно, делается водородный РБ для запусков на ГПО/ГСО.

Будем исходить из модифицированной схемы "Moon Taxi".

Маленькая ЛОС Lunar Relay у нас будет, но другая.
Но людей и топливо для лендера к ней будет запускать отдельными запусками.
Людей:

1) на LEO из Байконура запускаем на РН Союз 2-1б Лунный КК Союз с ХС=1000 м/с. Его масса должна быть под 9-8,5 тонн, так что с РН некоторая напряженка.  
На следующей день запускаем Протон М с КВРБ (КВРБ для такого полета несколько увеличен в сравнении с объявленной версией для ГПО/ГСО). Лунный Союз стыкуется с КВРБ, тот запускается к Луне, а потом выводит Союз на низкую орбиту вокруг Луны.
Эта версия КВРБ массой 25-27 тонн довыводит себя на LEO и работоспособна в космосе не 10 часов, как объявленная, а до 5 суток.

2) А сможет ли Ariane 5 ECA (или скорее ECB) прямым запуском доставить лунный 9-тонный Союз на эту орбиту вокруг Луны?

3) Аналогично 1) Китайцы доставляют лунный Шеньчжу c ХС=1000 м/с и массой около 10 тонн на эту орбиту.  

Топливо для лендера:  

Французы везли блок с топливом.

А мы сделаем иначе.
Запускаем посадочную одноразовую ступень лендера с топливом (долгохранимым) для себя, для многоразовой взлетной ступени лендера и для маневров на трассе до Lunar Relay.
Эта посадочная ступень делается на основе ЦРБ Бриз-М, снабжена маленьким стыковочным узлом и системой стыковки, посадочными ногами.

Масса ее 14-15 (топливо 11-12 тонн) тонн и на LEO она будет запускаться из Байконура на Зенит 2/Ангара 3.
На следующий день запускается Протон М с КВРБ, они стыкуются и КВРБ запускает посадочную ступень в направлении Луны. Максимально используются японский алгоритм и/или применение нескольких импульсов вместо одного (см выше в этой ветке) и что еще возможно, чтобы доставить к Луне максимальную массу пусть это и займет несколько месяцев.
Посадочная ступень стыкуется с Lunar Relay.
Что-то подобное могут сделать европейцы и китайцы.

Lunar Relay создается на основе стыковочного отсека (5 узлов!) базового модуля Мира плюс маленький узел для посадочной ступени, через который и станцию во взлетную многоразовую ступень лендера перекачивается 2,5-3,5 тонны топлива. Масса Lunar Relay – до 9 тонн, доставляется она на окололунную орбиту так же как и лунный Союз.

Сама же взлетная ступень примерно такая, как французы предлагают, но двигатели оптимизированы только для взлета. Ее сухая масса – 2500 кг.
Запускается она к Луне на Протон М + ДМ/Бриз М, сама выходит на орбиту и стыкуется с Lunar Relay.
После перекачки топлива манипулятором станции посадочная ступень "втыкается" в днище взлетной и лендер готов.

Остальное понятно.

К моменту прилета на Lunar Relay первой пилотируемой экспедиции на лунном Союзе/Шеньцзу к этой станции пристыкованы два! готовых лендера, один запасной – на случай, например, не совсем удачного прилунения основного, которое делает проблематичным запуск его взлетной ступени.

Ваша критика и усовершенствования, господа!

Получится ли удержаться в рамках двух запусков к Луне для обеспечения одной пилотируемой экспедиции с применением существующих и ближайшего будущего РН и РБ?

[Олигарх]

Я как раз собирался в рамках ветки

Проблемы орбитальных станций

 предложить обсудить идею Михальчука об:

        Электролизно-криогенный производственный комплекс
                              в орбитальных условиях
 
    Ниже рассматривается орбитальный заправочный комплекс, оснащённый оборудованием, предназначенным для получения из воды основных компонентов топлива - жидкого водорода и жидкого кислорода. ОЗК предназначен для обеспечения годового грузопотока на ГСО 22.5 т при работе в составе системы средств выведения КА на ГСО, хотя
!!!! ничто не мешает его многоцелевому использованию. Наклонение орбиты базирования ОЗК составляет 51.6°.

 применительно к развитию МКС и реализации возможной российской лунной программы.

РККЭ подчеркивает роль МКС в реализации предлагаемой ею лунной программы, но обоснования этой роли слабоваты.
МКС как место сборки лунных комплексов? И все?

Идея Михальчука об ОЗК и его использовании, в частности, для пилотируемых полетов к Луне действительно придает смысл применению МКС, если в ее составе развернуть ОЗК.
Возможно, РККЭ имеет в виду примерно такое использование МКС, но пока она об этом не говорит.

Но сам товарищ Михальчук опередил J меня и открыл ветку

Лунная экспедиция от общ-ва Энергообменных технологий

 хотя он и не привязывает реализацию ОЗК к МКС. Но, я полагаю, он не будет против этого возражать J

Здесь я хотел бы предложить рассмотрение идеи Михальчука применительно к ЛОС (лунной орбитальной станции).

Я полагаю, в случае РЕГУЛЯРНЫХ полетов к Луне и вместе с ОЗК на околоземной орбите, и независимо от этого имеет смысл применение ЛОС, особенно если в ее составе будет миниОЗК (мини в сравнении с предложенным Михальчуком ОЗК на околоземной орбите).
Далее я предполагаю, что ОЗК на околоземной орбите нет.

Грузовики к ЛОС, сейчас нас интересует только с водой, запускаются прямо существующими РН и РБ (Протон, ДМ-3 или Бриз-М), или теми, кто вскоре будут (Ангара-5 и КВРБ).

Они летят долго – несколько недель или месяцев - с применением всех приемов и двигателей – ЖРД и/или ЭРД – что доставить максимальное количество воды к ЛОС с миниОЗК.  

Доставленную ими воду миниОЗК преобразует в топливо: кислород+водород для ЕЛМ (Единый лунный модуль).
Но этот ЕЛМ, в отличие от ЕЛМ Михальчука, полностью многоразовый. Его основные двигатели – две пары, основная и дублирующая, навешаны по бокам ЕЛМ, как у французов в Moon Taxi (см. предыдущее сообщение).
 
ЛОС имеет смысл разместить на экваториальной, и поэтому стабильной, окололунной вытянутой (!) орбите типа 100-500 км.

Почему такой вытянутой?
ЕЛМ после отделения от ЛОС в дальней точке орбиты (500 км от поверхности) меняет наклонение орбиты, максимально на 90 градусов в случае перехода на полярную орбиту чтобы произвести высадку на полюс, северный или южный!
Такие изменения орбиты надо производить подальше, что хорошо известно по запускам на ГПО/ГСО!    

Если полная масса ЕЛМ после отстыковки от ЛОС 12 тонн, то будет ли достаточно 6 тонн топлива: 1 тонна водорода+5 тонн кислорода – для такого полета? С возвратом на ЛОС, разумеется J  

Если в год два пилотируемых полета по такой схеме, то миниОЗК должен выработать 2 тонны водорода и 10 тонн кислорода ежегодно.
Но он должен вырабатывать их быстро! Так как долго хранить водород сложно!

В идеальном случае выработка топлива для одного рейса ЕЛМ начинается как только стартует пилотируемый КК и должна завершиться через 5-6 суток. Но это вряд ли ... L
 
Товарищ Михальчук, вам карты в руки!
Что скажете об этой проблеме и в целом о характеристиках миниОЗК, массовых и энергетических?

[mihalchuk]

Олигарху:

Сложно непредвзято оценивать чужие идеи, когда есть свои. Здесь надо смотреть так. Если ставнивать с околоземным ОЗК, то нужно иметь в виду новую стратегию, с которой предстоит бороться. Концепция основывается на меньшей стоимости топлива по сравнению с выведением груза традиционной РН. Отсюда стратегия удешевления миссии:
1. Ещё, насколько можно, удешевлять топливо на ОЗК.
2. Наращивать характеристическую скорость УРБ.
Последнее стоит рассмотреть особо, так как здесь определяется сфера действия ОЗК, за которой способы перелётов от него не зависят. Характеристическая скорость УРБ зависит от ХС последней ступени, но может быть несколько повышена недозаправкой баков на старте с Земли. Для отлёта к Луне достаточна ХС 3,2 км/с. Если научиться хранить водород в баках на трассе перелёта, то имеет смысл УРБ с ХС около 4 км/с, он позволяет вывести ЛК на низкую ЛО. Наконец, ХС 5,8-5,9 позволит совершить посадку непосредственно на Луну. Такая ХС близка к предельной, для которой имеет смысл использовать только одну степень. Но такой УРБ будет довольно тяжёлым и "съест" значительную массу ПГ на Луне. Напрашивается другой вариант: достигнуть ЛОС, слить оставшееся топливо и использовать его в многоразовом ЕЛМ (а, возможно, и для ОБ). Так что идея ЛОС имеет смысл: не нужно тащить паразитный груз на Луну, не нужно тащить ЕЛМ к Луне. С этой схемой использования ЛОС и следует сравнивать другие. Правда, есть и конкурирующий вариант без ЛОС: ХС 4 км/с, а ЕЛМ заправляется на ОЗК.

   Переработка воды в топливо на ЛОС даст немного. ЭОРД эффективен для аппаратов с большой долей массы конструкции в конечной массе, использовать его на трассе Земля-Луна нецелесообразно. Ускоренная переработка в течение 5 дней потребует несоразмерно больших энергомощностей, в остальное время они будут простаивать. Но хранить водород на ОЗК, в отличие от разгонного блока, можно долго, так как нетрудно сделать термоизоляцию любой мыслимой толщины и обеспечить затенение. Единственное, я не представляю работу ОЗК в отдалении от Земли без присмотра людей. Любая мелкая авария, и полёты на Луну отменяются, а ремонтная экспедиция обойдётся в копеечку. При медленной транспортировке я бы предложил доставлять готовое топливо, хотя бы кислород-метан.

  Если же рассматривать переработку воды и без ОЗК, то тут важнее, а есть ли МКТ? Если многоразовый паром заливать на орбите дешёвой водой из МКТ, то можно получить дешёвую воду и на ЛО. Если же для доставки на НКО воды использовать традиционные РН, то мы не сможем вторично использовать последнюю ступень, тогда фактор многоразовости парома сам по себе ничего не даёт. Совершенно бессмысленнен многоразовый паром, использующий ЖРД.

Что касается ЕЛМ на водороде, здесь требуется большая уверенность в нём. Посадка на Луну и её покидание - критичный этап миссии, поэтому мы в своих расчётах использовали ЕЛМ с совершенством 60-х. Есть сомнения в надёжности хранения ж.водорода на Луне. Скорее всего, такой способ пригоден для смены персонала ЛБ: прилунение, высадка-посадка людей и старт в течение короткого времени. В исследовательских экспедициях для возвращения надёжнее вместо водорода использовать другой компонент, его масса будет относительно невелика.

Об орбите. Из-за возмущений со стороны Земли, сложной формы Луны и наличия масконов такая орбита, хоть и экваториальная, нестабильна. Может статься, что уже через 3 месяца аппарат жёстко прилунится. Но более высокая орбита не отменяет идею ЛОС.

И ещё. Есть конкурирующие варианты с доставкой кислорода с Луны.

[Олигарх]

Водород – это хорошо, но хлопот с ним много. Прежде всего из-за проблем его хранения, а также из-за сложности всей работы с ним.

Американский Старый J проницательно заметил в одном конкретном случае:

Apollo 2.0: Moon Program on Drugs

By Jeffrey F. Bel

Teaser: Many critics say that Mike Griffin's planned Moon program is too much like Apollo to excite anyone.  
!!! The real problem is that it is not enough like Apollo to be affordable.
...
The Earth Departure Stage and the spacecraft will require even more development.  The traditional corrosive hypergolic propellants have been replaced with cryogenics.  The LCH4 and LO2 in the CEV and LSAM ascent stage must be stored in space for 6 months.  The LH2 and LO2 in the EDS and LSAM descent stage may have to be stored in Earth orbit for 1 month while waiting for the CEV and crew to be launched separately.  This will require the development of superinsulation or compact reliquification plants.
...
Acid Trip Mission Plan: But the most dubious aspect of Apollo 2.0 is the EOR+LOR or "1.5-launch" mission plan.  
...
!!! But consider the situation once the HLV is launched and waiting in LEO.  The EDS and LSAM have an orbital life of only 30 days due to the boil-off of their cryogenic fuels. !!! L
 This ticking clock will hang over the heads of the program managers as they prepare for the manned launch of the CLV.  
!!! If the CLV is delayed too long for safety reasons, the whole mission has to be
!!! written off as a dead loss. !!:(  
Inevitably, those managers will be forced to ignore problems and launch anyway – just like they did with Challenger and Columbia.

Если вспомнить как часто, точнее регулярно , переносились запуски шаттлов, то такая ситуация вполне вероятна ...
 Американцы сейчас подчеркивают, что почти все пилотируемые запуски Союзов происходят без задержек. Если бы в РН Союз использовался водород, то вряд ли бы удавалось их запускать так точно по расписанию.

Кстати, эта морока с синхронизацией запуска двух водородных РН дает хороший шанс реализации одной идее.

КК Союз будет развиваться и далее, очевидно, в направлении ТМС и ТММ. Об этом Севастьянов говорил недавно.
Кроме того, раз объявили о возможности коммерческих облетов Луны, значит проектируется и лунная модификация КК Союз.

Имеет смысл все будущие модификации КК Союз пересадить на РН Союз 2-1б, перейти к более тяжелому (более чем на тонну) КК, чем КК Союз ТМА.
 
Об этом тоже говорили давно, но, если не ошибаюсь, только в контексте обеспечения запусков КК Союз из Плесецка к МКС.
Очевидно, в этом случае КК выводится на орбиту с наклонением 63 градуса, и с этой орбиты он переходит на орбиту с наклонением 51,6 градуса, используя эту дополнительную тонну (топлива), ну и далее понятно.    
 
Сейчас же эту тонну можно направить на увеличение топлива в основном, а также на увеличение объема БО и/или массы груза ...
Такой Союз, будучи пристыкован к МКС, мог бы подталкивать ее, используя свой увеличенный запас топлива, а Прогрессы возили бы меньше топлива и больше других грузов.    

Из Куру РН Союз 2-1б сможет вывести на LEO 9-9,2 тонны, то есть на две тонны больше, чем Союз ФГ из Байконура.
То есть эта РН может запустить на LEO с наклонением 28-34 градуса лунный КК Союз массой 9 тонн с ХС = 1000 м/с. Масса топлива КК в этом случае примерно 2,7 тонн, то есть втрое больше, чем сейчас (900 кг), что обеспечивает ХС=390 м/с.
То есть в американской схеме CEV заменяется на этот лунный КК Союз!

Это может быть востребовано в совместных полетах NASA и ESA, NASA и Роскосмоса  как вклад наших, России и Европы, сторон.

Ну, а когда американцы потеряют EDS/LSAM из-за проблем с CLV (или даже не потеряют, но потрепят нервы), то они будут заказывать Союз 2-1б/Лунный Союз в качестве дублера CLV/CEV!

Примерно так, Союз 2-1б/Лунный Союз должен быть готов к установке на старт через 20 дней после старта HLV. Если к этому времени становится ясно, что с CEV/CLV проблемы, Союз вывозится и дублеры основного экипажа CEV (не 4, а 3 человека) стартуют на нем к EDS/LSAM – чтобы добро не пропадало!
Если же полетит CEV, то РН и лунный КК Союз на расподготовку и обратно на склад, до следующего запуска CEV.

Сколько может стоить подготовка и расподготовка Союз 2-1б/Лунный Союз к одному старту? Несколько десятков миллионов USD (до 30?), от стоимости всей экспедиции по американской схеме вряд ли более 3-4%!

Но этот лунный Союз мог бы использоваться и в других схемах!
Например, запущенный из Куру он стыкуется на LEO с 3-я водородной ступенью Ariane 5 (ECA или ECB?), которая могла бы доставить этот Союз на низкую орбиту вокруг Луны к лендеру или ЛОС.

А если ЛОС будет на ДОСТАТОЧНО вытянутой орбите, то, возможно, пройдет и такая схема:
Из Байконура на Союз 2-1б запускается этот недозаправленный лунный Союз. Недозаправленный, так как эта РН на LEO выводит 8350 кг. Затем запускается Протон М с КВРБ, Союз стыкуется с КВРБ, который сначала отправляет КК к Луне, а затем выводит его на орбиту вокруг Луны. КК Союз стыкуется с ЛОС.

Михальчук:
Об орбите. Из-за возмущений со стороны Земли, сложной формы Луны и наличия масконов такая орбита, хоть и экваториальная, нестабильна. Может статься, что уже через 3 месяца аппарат жёстко прилунится. Но более высокая орбита не отменяет идею ЛОС.

Насчет трех месяцев для экваториальной орбиты 100-500 км товарищ Михальчук, похоже, явно погорячился.
Орбиту можно немного отодвинуть: 200-500 км, 200-700 км ...

Но вытянутость орбиты ЛОС я предложил, чтобы обеспечить доступ к любой точке Луны.
У Левантовского на стр. 251:
Большие энергетические затраты требуются для поворота плоскости орбиты спутника. Так, для поворота на 51 градус плоскости круговой орбиты, расположенной на высоте 50 км, без изменения ее формы понадобился бы импульс 736 м/с.

Понятно, что если такой поворот делать на высоте 500 км, то импульс уменьшится. Насколько?
Если значительная часть высадок придется на полярные/приполярные районы, то орбита ЛОС с наклонением 30-45 градусов подойдет больше, чем экваториальная.

Но за вытянутость орбиты ЛОС надо платить повышенным расходом топлива лендера в сравнении с низкой круговой орбитой ЛОС. Если используется водород, то, я на глаз прикидываю, на 10-15% больше.

НО с водородом (да и с кислородом! Хотя и в меньшей степени) сложно, поэтому и хочется на каких-то стадиях – перевозка и хранение – использовать воду вместо них. Тем более, что на долгих маршрутах можно увеличить массу.

Михальчук:
Ускоренная переработка в течение 5 дней потребует несоразмерно больших энергомощностей, в остальное время они будут простаивать. Но хранить водород на ОЗК, в отличие от разгонного блока,
!!! можно долго, так как нетрудно сделать термоизоляцию любой мыслимой толщины и обеспечить затенение.
Единственное, я не представляю работу ОЗК в отдалении от Земли без присмотра людей. Любая мелкая авария, и полёты на Луну отменяются, а ремонтная экспедиция обойдётся в копеечку. При медленной транспортировке я бы предложил доставлять готовое топливо, хотя бы кислород-метан.          
 
Если можно обеспечить долгое хранение водорода на миниOЗК в составе ЛОС, то и ускоренная переработка не нужна!!
Тогда пусть эти 6, нет, возьмем побольше – 8 тонн топлива для одного рейса лендера:
1,5 т водорода и 6,5 т кислорода – вырабатываются за 3-4-5 месяцев!
Пусть за 120 дней.  Товарищ Михальчук, каковы должны быть характеристики миниОЗК в этом случае – масса и энергопотребление?
Насчет работы миниОЗК без присмотра людей ... Автору виднее.
А насчет кислорода- метана это идея!


Михальчук:
И ещё. Есть конкурирующие варианты с доставкой кислорода с Луны.

Вряд ли они будут реализованы в  первые 10-15 лет после возвращения людей на Луну.

 
Михальчук:
Что касается ЕЛМ на водороде, здесь требуется большая уверенность в нём. Посадка на Луну и её покидание - критичный этап миссии, поэтому мы в своих расчётах использовали ЕЛМ с совершенством 60-х. Есть сомнения в надёжности хранения ж.водорода на Луне. Скорее всего, такой способ пригоден для смены персонала ЛБ: прилунение, высадка-посадка людей и старт в течение короткого времени. В исследовательских экспедициях для возвращения надёжнее вместо водорода использовать другой компонент, его масса будет относительно невелика.


Американцы используют водород в LSAM на посадке, а при взлете хотели использовать метан. Сейчас они вроде бы от метана отказались в пользу вонючки.

Но я бы не спешил отказываться от водорода на лендере и ЛОС.


Подумаем об общем контексте.
Он заключается в том, что американцы делают упор на ЛБ, первые несколько (4?)  экспедиций разведывательные, а потом на базу в основном. И под это они разработали свою транспортную систему – ESAS на базе сверхтяжелого РН.

Стоит ли России, Европе, Китаю городить свою, даже если они объединятся, ЛБ?
Не уверен.

Я думаю, что исследование и освоение Луны будет происходить примерно так же, как сейчас используется МКС, то есть международное сотрудничество на основе вкладов.

И чтобы принять участие, нужны свои вклады! Которые не только и не столько дублируют возможности американцев, а скорее дополняют их.
Про один такой вклад я выше сказал – лунный Союз из Куру вместо CEV.

На первое десятилетие как минимум, вполне достаточно будет одной общей (американской) ЛБ!

Но помимо рейсов к этой ЛБ понадобятся и другие, короткие в другие места для исследования интересных мест, которые трудно изучить автоматами
(пещеры, ущелья, ... ),
для развертывания и настройки радиотелескопов и других автоматов, и т.д.
Да и в случае с ЛБ нужно альтернативное средство доступа помимо LSAM!

Экономичная транспортная система на основе ЛОС и многоразового лендера, с возможностями не меньшими чем у Аполлона, на базе средних РН, которые есть или вскоре будут у России, Европы, Китая, может подстраховывать/дублировать американскую и дополнять, обладать преимуществами над ней, в каких-то аспектах.

Насчет экономичности, неплохо выйти на такой уровень:
один рейс многоразового лендера обеспечивается одним запуском с Земли грузовика-танкера. Что наверняка требует долгого перелета.

И России, Европе, Китаю следовало бы обсудить объединение своих усилий в этом деле.
Здесь возможны варианты.

Минимальный:
Оговариваются возможности и интерфейсы ЛОС. Вместе или кто-то один ее делает и, очевидно, доставляет на место.
Потом все используют ее, но индивидуально, по очереди, со своими пилотируемыми КК, грузовиками-танкерами и лендерами (возможно и одноразовыми).

Средний:
оговариваются возможности и интерфейсы некоторых других элементов транспортной системы, которые совместно или отдельно изготавливают,  и используют вместе.
Например, многоразовый лендер на водороде или метане. И после этого напрашивается и грузовик-танкер для него.

Михальчук:
Сложно непредвзято оценивать чужие идеи, когда есть свои.

Это точно. Мы с Михальчуком это и доказали

[mihalchuk]

Олигарх:

Я думаю, что исследование и освоение Луны будет происходить примерно так же, как сейчас используется МКС, то есть международное сотрудничество на основе вкладов.

Вот только не надо нам, как МКС! Семь хирургов над одним пациентом. За 100 млрд. построить нечто равное "Миру", за то же время. Правда, современнее, но пока почти не работает. С такими темпами до Луны не доживём.

Михальчук, товарищ Олигарха

[Зомби. Просто Зомби]

Максимальное разумное взаимодействие сегодня - это уровень "обговорить интерфейсы"
Всё остальное - не просто глупо, а...

PS.
От некоторых ваших рассуждений, господа, происходит странное впечатление:
у американцев только зачесалось, а эти рашенс уже несутся со своим стулом (Союзом и проч)
Ды не возьмёт, тем более - платить-то уж точно не будет

PPS.
Есть МКС
Прекрасный полигон для сотрудничества
В перспективе взаимодействие "по Луне и Марсу" вполне возможно, если только "с нашей стороны" вообще хоть что-то будет ("в чём я лично сомневаюсь" (С) Иа)

Но со своим транспортом
И другими СОБСТВЕННЫМИ средствами

"Есть лодка - можешь плавать за буйки
Нет лодки -... " (С) какое-то старое кино про чилийскую диктатуру